Новини освіти і науки:

G+

Тлумачний словник
Авто
Автоматизація
Архітектура
Астрономія
Аудит
Біологія
Будівництво
Бухгалтерія
Винахідництво
Виробництво
Військова справа
Генетика
Географія
Геологія
Господарство
Держава
Дім
Екологія
Економетрика
Економіка
Електроніка
Журналістика та ЗМІ
Зв'язок
Іноземні мови
Інформатика
Історія
Комп'ютери
Креслення
Кулінарія
Культура
Лексикологія
Література
Логіка
Маркетинг
Математика
Машинобудування
Медицина
Менеджмент
Метали і Зварювання
Механіка
Мистецтво
Музика
Населення
Освіта
Охорона безпеки життя
Охорона Праці
Педагогіка
Політика
Право
Програмування
Промисловість
Психологія
Радіо
Регилия
Соціологія
Спорт
Стандартизація
Технології
Торгівля
Туризм
Фізика
Фізіологія
Філософія
Фінанси
Хімія
Юриспунденкция

Лекція № 30

Тема:« Принцип будови ракетних двигунів »

Питання:

1.Загальні відомості про ракетні двигуни .

2. Типи ракетних двигунів

Навчально-матеріальне забезпечення:

демонстраційні схеми та слайди щодо до ракетних комплексів, стенди аудиторії № 1-151, 1-145, навчальна література.

Навчальна література :

1 .Ввідна лекція.

2. Ю.В.Богословській, О.Г.Сатіга . "Автоматичне пілотування КР і ЗКР". З3-8.

3 .Котіков Є.П. Крилаті і зенітні керовані ракети. ВМФ, 1982.

4. Котікіов Є.П. Бойове спорядження і рухові установки ракет. ВМФ, 1979.

1. Рухова установка ( ДУ ) призначена для створення сили тяги, що забезпечує надійний старт і досягнення заданої швидкості до кінця польоту ракети . ДУ представляють сукупність маршового двигуна ( МД ) і стартового агрегату ( СА ).

СА призначений для забезпечення надійного старту, швидкого виштовхування ракети з труби ПУ і розгону її до необхідної швидкості. Він спрацьовує при натисненні кнопки ПУСК. Час роботи СА біля 2с, після чого він відкидається як непотрібний. МД може бути запущений до старту або одночасно з СА Час запуску визначається типом двигуна. Спільна робота МД і СА забезпечує тягу в 10-15 разів перевершуючи масу ракети, завдяки чому вона швидко покидає ПУ.

РД, що приводить ракету в рух, це теплова машина, в якій хімічна енергія палива перетвориться в теплову, а потім в кінетичну енергію газів, що закінчуються . Основною частиною будь-якого РД є камера згорання, в якій протікає реакція спалювання палива (пальне + окислювач) і утворення робочого тіла, - розжарених газів. Кінцева частина камери, службовка, для отримання реактивного струменя називається соплом. В результаті закінчення газів з сопла утворюється реактивна сила, яка переміщає ракету убік, протилежну руху струменя.

РД залежно від використання атмосферного кисню діляться на автономних і неавтономних . Робота автономного двигуна не залежить від умов навколишнього середовища. Ракета з таким двигуном несе на борту і паливо і окислювач. Робота неавтономних двигунів залежить від навколишнього середовища. В цьому випадку ракета несе тільки пальне, а окислювач (повітря) забирається з атмосфери.

АВТОНОМНІ ДВИГУНИ залежно від типу палива діляться на рідинні ракетні двигуни (ЖРД) і ракетні двигуни на твердому паливі (РДТТ).

Неавтономні залежно від способу подачі атмосферного кисню в камеру згорання бувають КОМПРЕСОРНИМИ і БЕСЬКОМПРССОРНИМІ. По-перше велике тиском повітря створюється компресором, що приводиться в дію турбіною і тому званий ТУРБОРЕАКТИВНИМ (ТРД). Безкомпресорні двигуни використовують високий тиск набігаючого повітряного потоку, що утворюється у вхідному пристрої за рахунок попереднього розгону ракети іншим двигуном.

Вони називаються ПРЯМОТОЧНИМІ (ППРД).

Основними характеристиками двигунів є:

тяга Р, питома тяга двигуна і коефіцієнт вагової досконалості б _ДВ.

Тяга ракетного двигуна

Р = +F_А_H ),

де G_{C –} секундна витрата газів, Кг / з ; g – прискорення вільного падіння, м / с2 ; W _А–швидкість закінчення газів з сопла (2500-3000 м / з ) ; F _{A –}площа вихідного перетину сопла ; P_A _– тиск газів у вихідному перетині сопла ; P_H _–тиск навколишнього середовища, кГс /см2 .

Сила тяги ПВРД :

Р= – VB + W _A + FA ( PA – P _H)

де G_CB,G_CГ _–секундне надходження повітря на вході і витрата газів на виході реактивного сопла, кГ/ з ;

V_B – швидкість зустрічного повітряного потоку, м / з.

Тяга двигуна не дає уявлення про його досконалість, оскільки одна і та ж тяга може бути отримана при різних витратах палива. Ефективність роботи двигуна характеризується ПИТОМОЮ ТЯГОЮ

Рпит = , лежачою в межах 200-300 кГ з / Кг

КОЕФІЦІЄНТ ВАГОВОЇ ДОСКОНАЛОСТІ - відношення маси двигуна до маси палива на ракеті.

α _ДВ = ~ = О,1 – О,2.

2.Основні типи ракетних двигунів .

2.1. Ракетні двигуни твердого палива (РДТТ) використовуються як стартові агрегати в КР, а в БР і ЗУР в якості і стартових і маршових двигунів. Він є камерою згорання з розміщеним в ній паливом :

Основними елементами є : заряд твердого палива 1, корпус (одночасно і камера згорання) 2, сопло 3, діафрагма 4, запальник 5, пиропатроны 6 " груша" 7 (тіло, грушовидної форми, здатне переміщатися уздовж осі сопла). Паливний заряд виконується у вигляді шашок . Шашок може бути одна або декілька. Вони виготовляються з нітроглицеринових або сумішних парохів. При роботі можуть горіти по внутрішній поверхні, з торця, по внутрішній і зовнішній поверхні, якщо торці покриті обмазкой, що не горить .

Робота СА починається з подачі електричної напруги на пиропатроны (для надійності їх два). При спрацьовуванні пиропатронов спалах полум'я і потрапляє на запальник, де підпалюється димний порох, що знаходиться. Створюється тиск 15-20 атм. Температура досягає 200о. Відбувається займання основного заряду твердого палива. Тиском газів, що утворилися, вибивається діафрагма сопла і починається закінчення вихідних газів. Температура в камері згорання досягає 3000о, тому камера виконується з жароміцного матеріалу.

Для виключення непостійності тяги із-за відмінностей температури навколишнього середовища здійснюють регулювання вихідних розмірів сопла переміщенням "груші" по спеціальних таблицях відповідності температури повітря і її положення.

Якщо РДТТ використовується як СА те він споряджається 7-14 трубчастими шашками з нітроглициринового пороху. Тиск газів в камері згорання підтримується в межах 80-100 атм., час горіння 1,3-1,5 з. РДТТ для ЗУР споряджаються смесевым паливом, що є сумішшю мінеральних окислювачів і пороху. В цьому випадку розміщується одна шашка, розміри якої залежать від необхідної тяги і часу горіння. Час може досягати 100с при тиску в камері 20 атм. і більш.

Достоїнства РДТТ:

- простота конструкції і експлуатації

- висока надійність і боєготовність

- можливість створення великої тяги в короткий час при невеликих розмірах двигуна .

Недоліки :

- невисокі енергетичні характеристики і низька економічність. Питома тяга нижча, ніж у решти всіх двигунів

– вибухонебезпечність , оскільки заряд чутливий до удару

- залежність тяги і часу роботи від температури заряду

- складність регулювання тяги і неможливість виключення двигуна.

2.2. Жідкісний ракетний двигун ( ЖРД ) - це двигун, у якого паливо (пальне і окислювач) розміщується на борту ракети в баках в рідкому стані. З них вони насосами подаються в камеЯк пальне використовується речовина, багата вуглеводнями. Як окислювач застосовуються речовина, багата киснем. Окислювач підводиться до форсунок з боку сопла ззаду по трубопроводу між внутрішньою стінкою і зовнішнім кожухом камери згорання. При змішувару згорання, де розпилюються форсунками і самоопалюваються. ЖРД бувають з допалюванням палива і без допалювання.

Обидва компоненти отруйні і токсичні, тому робота ведеться в засобах захисту. Заправка баків ведеться так, щоб приблизно 3% об'єму залишалося вільним. Це необхідно для температурної компенсації при високій температурі навколишнього повітря і надуву баків до старту повітрям з наземної установки, а у польоті – відпрацьованим газом. Це забезпечує безперебійну подачу палива.

Пальне відразу поступає на форсунки, а окислювач проходить по охолоджуючому каналу і лише після підводиться так само до форсунок. Відбувається самозаймання компонентів і утворюються гази з високою температурою і тиском. Вони вибивають герметизуючу діафрагму і закінчуються з сопла.

Достоїнства ЖРД в порівнянні з РДТТ :

– більше висока питома тяга ;

- легша можливість в регулюванні режимів роботи ;

- невелика маса конструкції .

Недоліки :

- складність конструкції ;

- високі пожене безпечність і токсичність палива ускладнюють експлуатацію.

2.3.Турбореактивні і прямоточне повітряно-реактивні двигуни (ТРД і ППРД).

Турбореактивніреактивні двигуни ( ТРД ) використовуються на дозвукових і надзвукових КР і ЗУР . Вони як окислювач використовують кисень атмосферного повітря, а пальним є гас, розміщений в бортовому баку.

. До складу МДУ входять: надзвуковий вхідний пристрій (дифузор), система регулювання двигуна, паливна і масляна системи. У вхідному пристрої відбувається гальмування зустрічного повітря і підвищення його тиску. Далі повітря стискається компресором, який приводиться в дію газовою турбіною, що обертається . Стисле повітря в камері згорання з пальним і ця суміш спалюється. Газ, що утворився, спершу поступає в турбіну, обертає її і тим самим підтримує частоту обертання роторів турбіни і компресора. За турбіною газ розгониться в соплі і при виході створює силу тяги.

Паливна система забезпечує зберігання і подачу пального до двигуна.

Масляна система призначена для мастила поверхонь, що труться, і охолоджування вузлів, що сильно нагріваються .

ТРД є найекономічнішим . На борту ракети для його роботи необхідний тільки гас, для згорання 1 кг якого потрібно 14 кг повітря. Як паливо застосовуються різні марки гасу. ( Т-1, ТС-1, Т-5, Т-6 і Т-7)

Достоїнства :

- економічність в 12-15 разів вища, ніж у РДТТ і ЖРД ;

- вибухобезпечність ;

- нетоксичність і невисока пожежонебезпечність ;

- можливість перевірочного запуску перед стартом.

Недоліки :

- складність конструкції і велика вартість ;

- велика маса двигуна ;

- обмеження роботи по висоті Н < 25-30 км., а за швидкістю до 3,5-4 швидкостей звуку ;

- відносний великий час запуску.

У ТРД стиснення повітря, необхідне для забезпечення інтенсивного горіння палива в камері згорання, досягається застосуванням компресора. Проте при швидкостях польоту 1800 – 2000 м / з і вище необхідність в механічному стисненні повітря відпадає, т .к. потрібне тиск може бути отримано за рахунок гальмування швидкісного набігаючого потоку повітря, якщо ракету заздалегідь розігнати за допомогою іншого двигуна. Це дозволяє звільнитися від компресора і турбіни, тобто істотно спростити конструкцію.

Двигуни, що працюють на цьому принципі, називаються ППРД– прямоточний повітряний реактивний двигун.

При малих швидкостях ступінь стиснення виявляється незначним і ППРД має низький ККД. При швидкості рівним нулю запустити його взагалі не можливо. Для запуску ракету необхідно розігнати за допомогою іншого двигуна і чим вище її швидкість, тим більше тяга ППРД. Сила тяги в ППРД створюється по схемі: набігаю- чий повітряний потік гальмується в дифузорі і починає стискатися (крива зміни тиску Р на нижньому малюнку починає рости, а швидкість падає – ділянка 1 – 2). Чим більше швидкість КР, тим більше стиснення. Стислий вхідним пристроєм і дифузором повітря поступає в камеру згорання, куди подається рідке паливо через форсунки, забезпечені свічками. Подача палива проводиться за допомогою балонів стислого повітря або за допомогою повітряної турбіни. Струмінь палива форсунками розпилюється на дрібні краплі, які випаровуються за рахунок тепла, що отримується від навколишніх газів. При запуску починає вироблятися іскра і паливо , що утворилася, повітряна суміш запалала від свічок, які надалі вимикаються і горіння підтримується безперервним надходженням палива і повітря.

Швидкість потоку повітря в камері згорання > 100 м / з, що може привести до зриву факела полум'я. Для виключення цього встановлюють стабілізуючі грати. Температура газів на виході перевищує 20000.

Особливості ПВРД :

- простота і надійність конструкції;

- мінімальна маса двигуна ;

- запуск можливий тільки за наявності високого швидкісного натиску зустрічного повітря на вході дифузора, для чого КР потрібно заздалегідь розігнати;

- політ можливий на висотах до 15 – 20 км. із швидкістю 2,5 М і більш.

Читайте також:

<== попередня сторінка	\|	наступна сторінка ==>
Лекція № 29	\|	Лекція № 34

Не знайшли потрібну інформацію? Скористайтесь пошуком google:

Генерація сторінки за: 0.008 сек.